氣動除冰飛機結冰風洞試驗技術

高郭池, 李保良, 丁 麗, 王梓旭, 倪章松

(1. 中國民用航空沈陽航空器適航審定中心, 沈陽 110043; 2. 中國空氣動力研究與發展中心, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

飛機結冰是影響飛行安全的重要因素之一，據統計[1-2]，在1978年至2010年期間，每年大約有8起因結冰導致的民機飛行事故或事故癥候，而軍機則平均為10萬飛行小時1次。飛機結冰會使飛機升阻特性惡化、失速迎角及穩定性裕度減小、操縱性能降低，可能造成發動機空中熄火、飛行顯示數據失真等。風洞試驗和飛行試驗表明[3]，機翼上表面或前緣的冰積聚，即使厚度和粗糙度不如一片粗糙的砂紙，也可產生大約30%的升力損失和最大到40%的阻力增加，而臨界冰積聚則可能導致80%的升力損失和阻力增加。因此，為了保證飛機在預期、已知和非預期結冰條件下的飛行安全，美國聯邦航空管理局(FAA)、歐洲航空安全局(EASA)、巴西國家民用航空局(ANAC)、加拿大民用航空局(TCCA)和中國民用航空局(CAAC)等適航當局對結冰條件的型號合格審定都提出了最低水平安全要求。西方國家對除防冰技術的研究始于20世紀40年代，在結冰對飛機性能及安全的影響、結冰氣象預報、結冰風洞試驗技術及測試設備、除防冰系統及結冰探測等方面進行了廣泛和深入的研究，大量研究成果已得到實際應用。目前在用的結冰風洞有20余座，以美國IRT結冰風洞和意大利IWT結冰風洞為代表。美國IRT結冰風洞承擔美國航空器的結冰風洞試驗任務，意大利航空航天研究中心(CIRA)的IWT結冰風洞則進行歐盟航空器結冰風洞試驗，從而形成歐美兩大航空器結冰風洞試驗中心，先后完成了多類飛機型號的適航合格審定任務。

與國外相比，國內結冰風洞試驗技術的研究起步較晚，直到2013年才建成首座大型結冰風洞。目前國內尚無在結冰風洞中完成民用飛機適航合格審定的案例。

隨著我國飛機研制技術的發展和適航審定要求的提高，飛機除防冰問題越來越受到重視，至今已有ARJ21-700、Y12F和TP150等3個型號的飛機在國外進行了結冰風洞試驗，其中Y12F飛機的結冰風洞試驗于2011年在美國Cox & Company公司的LIRL結冰風洞完成；TP150飛機的結冰風洞試驗于2016年在美國聯合技術公司(UTC)航空航天系統的Goodrich結冰風洞完成。Y12F飛機的結冰風洞試驗，經中國CAAC和美國FAA審查代表全程目擊，成功通過了適航審查。

Y12F飛機和TP150飛機均采用了氣動除冰系統(氣動除冰套由Goodrich公司研制)。本文著重總結Y12F飛機的結冰風洞試驗方法與技術，介紹試驗采用的風洞與模擬設備，描述了試驗模型及氣動除冰套裝置概況，驗證了試驗氣動除冰套與原型除冰套充/排氣規律的匹配關系。考慮到LIRL結冰風洞性能的限制，采用Modified Ruff相似準則對試驗條件進行等效轉換，并介紹了結冰試驗驗證的流程與數據采集方法，最后給出代表性試驗結果。試驗模擬了Y12F飛機左機翼外側部段氣動除冰套在結冰氣象條件下的工作狀態，驗證了系統的除冰效果，獲得典型狀態的循環冰特性，試驗結果通過了CAAC和FAA的同時審查，為獲得CAAC和FAA型號合格證奠定了良好基礎。

1 試驗設備

1.1 結冰風洞

美國Cox & Company公司的LIRL結冰風洞主要由風扇、通風塔、冷卻器、噴霧系統、測控系統和2個試驗段等部分組成，如圖1所示。Y12F結冰風洞試驗在第一試驗段進行，第一試驗段寬28inch、高46inch、長6.5feet，兩側洞壁上有可旋轉的嵌入式圓盤，試驗模型兩端安裝在圓盤上，通過圓盤旋轉改變試驗模型迎角。在無阻塞情況下，第一試驗段的最大風速可達195knots；已有的風洞試驗經驗表明,當類似尺寸的模型安裝在風洞中時，其最大風速約為170knots。LIRL結冰風洞按照SAE ARP5905[4]要求進行了校準，校準結果表明結冰風洞第一試驗段中流動分布和結冰云分布最均勻的區域位于試驗段截面的中心區域。

圖1 結冰風洞示意圖

試驗段：試驗段左右兩側洞壁上對稱安裝有轉盤，試驗模型兩端通過螺栓與轉盤相連，通過轉盤的轉動改變試驗模型的迎角，如圖2所示。

測控系統：測控系統(控制臺)可以設置和測量結冰風洞試驗參數，并通過控制整個結冰風洞試驗設備的運行改變結冰風洞試驗條件，實現結冰風洞試驗的等效模擬試驗狀態，如圖3所示。

圖2 試驗段轉盤及觀察窗口

圖3 結冰風洞控制臺

1.2 氣動除冰套模擬驅動裝置

氣動除冰套模擬驅動裝置構型如圖4所示。為保證試驗結果盡可能接近原型除冰套工作情況，壓力調節器、引射閥應與原型產品相同，以確保試驗裝置內膨脹壓力、引射壓力與實際情況一致。由于除冰套試驗模型長度小于原型除冰套，其充/排氣體體積小于真實情況，為補償這種誤差,結冰風洞外部連接了1個氣罐(或氣囊)。

2 試驗模型

試驗模型以維持真實飛機的結構和材料為原則，截取了左機翼外側的某一展向段，采用全尺寸比例制作，材料為鋁合金，模擬了機翼的前緣后掠角、可拆卸前緣與主翼盒之間的表面蒙皮對接縫隙等細節。

試驗模型上安裝了1個外段原型除冰套，除冰套與機翼蒙皮的間隙為0.5～1.0mm。除冰套控制線路中安裝有壓力傳感器，實時監控壓力變化，以確保每次試驗中除冰套循環工作壓力保持恒定。除冰試驗模型和供氣裝置見圖5。

3 氣動除冰套充/排氣規律驗證

保證試驗過程中氣動除冰套的充/排氣規律是正確模擬飛機在結冰氣象環境下飛行過程中除冰系統運行狀態的前提，也是氣動除冰類飛機結冰試驗區別于常規結冰試驗的關鍵技術。《Y12F飛機飛行手冊》“正常操作程序”章節中規定：“…在進入結冰環境時啟動除冰套工作”。因此在結冰風洞試驗中，當模擬結冰云的水滴開始噴射時，要同時啟動除冰套開始循環工作，其工作模式只有1種周期為1min的循環工作模式。

Goodrich公司過去生產的舊式氣動除冰套一般采用2種工作模式。結冰風洞試驗結果表明，舊式除冰套的3min模式循環冰積聚比較嚴重，除冰效果較好；而1min模式下循環冰積聚較少，除冰效果不理想,需要幾個循環才能清除干凈，但容易產生冰橋。新式除冰套(見圖6)因增強了壓力而基本采用周期1min的統一模式。

(a) 除冰試驗模型

(b) 供氣裝置

圖6 新舊式除冰套對比示意圖

Y12F飛機氣動除冰系統的工作模式只有1種選擇，即周期1min的循環工作模式，氣動除冰套按1min的時間間隔循環工作，其中除冰套充氣鼓起時間為6s，然后開始抽真空直至下一次循環。試驗前已在結冰風洞內完成了氣動除冰套模型充氣和排氣規律驗證。通過實時觀察除冰套內嵌入式壓力傳感器測量數據，監控除冰套的充/排規律。獲得的壓力曲線與原型除冰套壓力曲線進行對比驗證，如圖7所示。圖中綠色實線來自原型除冰套實測結果，紅色虛線取自結冰風洞試驗數據，二者基本相同；偏離的原因是結冰風洞試驗模型未包含垂尾除冰套所導致，但偏離主要發生在低壓和抽真空階段，不影響除冰效果。

4 試驗狀態轉換與確定

結冰風洞試驗的目標試驗狀態最大試驗風速為301knots，而LIRL結冰風洞試驗段在安裝試驗模型時風速限制為170knots，因此應對目標試驗條件進行等效變換以達到結冰風洞試驗段能夠實現的試驗條件。由于結冰風洞試驗模型比例為1∶1，因此不必對試驗模型進行縮比變換，僅通過調整液態水含量(LWC)、水滴平均直徑(MVD)、靜溫、除冰套自動循環周期這4個試驗參數進行等效變換使試驗風速降到170knots，并且等效變換前后的結冰情況等同[5-6]。

圖7 除冰套模型壓力曲線與除冰套原型壓力曲線對比

Fig.7Comparisonbetweenthepressurecurveofde-icingbootmodelandthepressurecurveofprototypede-icingboot

本文采用典型的Modified Ruff相似準則[7]，以某一典型目標試驗狀態為例進行等效變換(見表1、2)，所用相似參量主要包括：水滴積聚系數A、相對熱力因子b、翼型弦長c、水滴慣性修正參數K0、前緣駐點凍結系數n0、前緣駐點捕獲系數β0、靜溫Tst、自由來流速度V、平均水滴直徑δ、結冰時間τ、氣流中水蒸氣壓力pst、水滴能量傳遞參數Φ以及空氣能量傳遞參數θ。下標“st”表示目標試驗靜態參數，“R”表示目標試驗狀態參數，“s”表示等效目標試驗狀態參數。

表1 試驗狀態等效變換方法Table 1 The scaled method on test conditions

通過分析CCAR25部附錄C結冰大氣條件[8]、以及CCAR-23-R3部、AC23.1419-2D和AC20-73A等規章與指南[9-15]，結合Y12F飛機的飛行包線，制定結冰風洞試驗的目標試驗狀態(目標試驗條件矩陣)，通過Modified Ruff方法進行試驗條件的等效變換，得到結冰風洞試驗的等效模擬試驗狀態(擴展試驗條件矩陣)，見表3。

表2 試驗狀態等效變換結果Table 2 The scaled results on test conditions

表3 結冰風洞試驗的等效模擬試驗狀態Table 3 Scaled test conditions of icing wind tunnel test

5 數據采集設備與方法

試驗主要采用3種方式采集試驗數據：錄像設備、高清數字相機和冰形描圖。在結冰風洞試驗過程中，攝像機安裝在試驗段的適當位置(如左側和頂部)以獲得觀察氣動除冰套的最佳視角，保持焦距、縮放比例、視屏分辨率等設置不變，以保證視頻記錄的冰積聚生長和脫落特性、氣動除冰套工作情況的連貫性以及各試驗狀態之間的統一性。每項試驗均用高清數字相機記錄試驗狀態和試驗結果，包括靜溫、風速、液態水含量、水滴直徑，以及試驗模型的迎角、循環時間和次數等。

數據采集設備包括：攝像機(2臺)、高清數字相機(1臺)、熱刀(4個)、卡鉗尺(3個)、直尺(量程15cm)、卷尺(量程100cm)、方格紙(用于描繪冰形)、描圖筆、砂紙(用于確定冰形表面粗糙度)、標牌(標記試驗狀態序號)、鐵鏟(用于鏟除試驗段玻璃窗冰霜)。

(1) 描圖筆。為了便于描繪冰形圖，可將鉛筆削好的一端約3cm處掰折90°，再稍加固定，即可制成簡易實用的“L”形描圖筆，如圖8所示。

圖8 “L”形描圖筆

(2) 熱刀。熱刀為可加熱的金屬板，切冰前可將熱刀放進加溫箱內進行加熱，加熱溫度應避免對氣動除冰套表面造成損傷而影響結冰風洞試驗效果，溫度一般為80～100℃。

(3) 描圖板(卡鉗尺+方格紙)。描圖板由卡鉗尺和方格紙組成，兩者的內輪廓與試驗模型待測剖面的前緣外形吻合。在試驗模型前緣沿展向左中右3個位置分別制作描圖板，以便在描繪冰形圖時紙板卡與試驗模型表面之間卡貼合適，獲取準確的冰形描圖。圖9給出試驗模型的冰形測量位置示意圖。

6 試驗流程

(1) 調整試驗模型迎角，在適當位置擺放好標牌，打開攝像機；

(2) 開啟結冰風洞、冷卻器，待試驗段風速、靜溫達到目標值并穩定后，記錄風速、靜溫的指示數據；

(3) 打開噴霧系統并激活氣動除冰套開始計時，記錄試驗段液態水含量、平均水滴直徑、氣動除冰套膨脹壓力數據；

圖9 冰形測量位置

(4) 觀測結冰和除冰過程，根據需要進行拍照，記錄標牌或控制臺所指示的試驗狀態；

(5) 待達到預期的結冰狀態后，立即關停風洞、冷卻器、噴霧系統和氣動除冰系統；

(6) 打開帶有加熱裝置的窗門進入風洞，開始采集冰形數據；

(7) 在試驗模型前緣選定為臨界冰形的位置，沿順氣流方向插入熱刀，融化結冰得到冰截面；

(8) 在熱刀融冰的縫隙位置插入紙板卡，用描圖筆沿冰截面描繪冰形，即可得到冰形描圖；

(9) 在熱刀融冰的縫隙位置，用直尺測量冰形厚度尺寸并記錄于冰形描圖的相對位置，用卷尺測量冰積聚范圍及冰形相對位置并記錄在冰形描圖上；

(10) 冰形粗糙度，將各種型號的砂紙與冰形表面進行目測對比，找到與冰形表面粗糙度相似的砂紙，將二者對比結果拍攝照片(如圖10所示)，并將粗糙度記錄在冰形描圖上；

圖10 冰形表面粗糙度(右)與砂紙(左)對比照片

Fig.10Comparisonoftheroughnessbetweentheiceshapesurface(right)andthesandpaper(left)

(11) 對于冰積聚較少的冰，冰形厚度較小，難以描制冰形描圖，其形狀可用相同粗糙度的砂紙標示，但應測量冰積聚范圍并記錄在冰形描圖上；

(12) 重復(7)～(11)步驟采集其他典型位置的冰形數據；

(13) 冰形數據采集完畢后，使用高壓熱氣除冰槍清理試驗件表面殘冰、液態水跡等，以保證除冰套在每次試驗開始前都保持相同的表面狀態。不得使用任何清洗劑，因為清洗劑的殘留將對冰積聚產生一定影響。

7 代表試驗結果

試驗狀態：機翼試驗模型、液態水含量0.53g/m3、平均水滴直徑17μm、靜溫14℉/-10℃、進場/著陸狀態(模型迎角1.6°)、試驗風速88knots、除冰套充氣壓力18psig、除冰套循環周期60s、連續最大結冰條件、模擬驗證循環冰。

試驗描述：在除冰套循環工作6個周期后達到預定結冰狀態，結束試驗。除冰套的每次充氣膨脹都能將表面結冰有效地去除。

冰形測量結果：(1) 在模型前緣整個展長覆蓋有一個厚度為5～6mm的冰帽，并且冰帽光順地貼附在模型前緣的除冰套表面(如圖11所示)。

圖11 機翼模型前緣

(2) 在模型前緣冰帽之后，除冰套上表面弦向中部位置上，有1道高度為3～4mm的冰脊；在冰脊之后的除冰套上表面上沒有粗糙冰(如圖12所示)。

圖12 機翼模型上表面

(3) 在除冰套下表面有3道明顯的冰脊，沿弦向由前至后3道冰脊的高度分別為4、3和2mm；在冰脊之后的除冰套下表面上沒有粗糙冰(如圖13所示)。

冰形描繪結果見圖14。

圖13 機翼模型下表面

圖14 機翼模型冰形描繪圖

8 結 論

(1) 結冰風洞試驗表明，在典型最大結冰條件下，除冰套工作正常，除冰套上的結冰能夠在除冰套循環工作期間正常除去。

(2) 代表試驗結果表明：在試驗模型吸力面上所產生的冰脊具有較高的高度，并且冰脊形狀是迎著來流斜向前長出；在試驗模型吸力面上的冰脊位于弦向更靠后的位置，并且擴展到試驗模型的整個展長上；試驗模型前緣駐點線區域有較厚的冰帽。